Тепловая головка самонаведения УР Р-3С

Тепловая головка самонаведения является пассивной , реагирующей на тепловое излучение цели. Она выполняет следующие функции:

• осуществляет захват и сопровождение цели в любое время суток вне пределов облачности и под углом не менее 20° к Солнцу;
• формирует управляющий сигнал для наведения ракеты на цель;
• выдает этот сигнал на исполнительные механизмы системы управления.

Тепловое излучение цели фокусируется оптической системой головки в пятно (тепловое изображение цели) малого диаметра. В фокальной плоскости оптической системы установлен модулирующий диск. Оптическая система и модулирующий диск установлены на роторе гироскопа и вращаются вместе с ним. Пока оптическая ось головки не совпадает с линией визирования цели, модулирующий диск действует как прерыватель, преобразуя непрерывное тепловое излучение цели в ”пачки” импульсов, следующих друг за другом с частотой вращения модулирующего диска. Отклонение теплового пятна от центра модулирующего диска зависит от угла между осью головки и линией визирования (угла рассогласования ). Диск устроен так, что амплитуда проходящих сквозь него импульсов тепловой энергии пропорциональна этому отклонению.

Вторая координата относительного положения цели (угол фазирования) определяет угловое положение теплового пятна на плоскости, в которой вращается модулирующий диск, а следовательно, и фазу модулированного теплового излучения цели.

Промодулированный по амплитуде и фазе поток тепловой энергии поступает на фотосопротивление, установленное за модулирующим диском. Фотосопротивление преобразует этот поток в электрический сигнал, называемой сигналом рассогласования. С фотосопротивления сигнал рассогласования поступает на вход усилителя, а затем на обмотки коррекционных катушек гироскопа ТГС. Переменный ток, протекая по этим обмоткам, создает момент, под воздействием которого гироскоп, а вместе с ним оптическая система с модулирующим диском прецессирует в направлении уменьшения отклонения оптической оси ТГС от линии визирования цели. Таким образом, получается замкнутый контур автоматического углового сопровождения цели. Сигнал рассогласования в этом контуре играет роль отрицательной обратной связи. Тот же сигнал рассогласования используется и для управления полетом ракеты. Для этого последовательно с обмотками коррекционной катушки включены сопротивления, падение напряжения на которых от тока коррекции служит входным сигналом для координатного преобразователя. С помощью последнего переменное напряжение выпрямляется и раскладывается на две составляющие в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, конструктивно совмещенных с плоскостями рулей 1-го и 2-го каналов управления ракеты.

Далее два магнитных усилителя преобразуют сигналы координатного преобразователя в управляющие токи, воздействующие на приводы рулей ракеты. Ракета под воздействием аэродинамического момента, возникающего при перемещении рулей, разворачивается в нужном направлении, ориентируясь на цель.

Оптическая система головки является зеркально-линзовой и предназначена для улавливания и фокусирования теплового излучения цели в плоскости модулирующего диска. Обтекатель 1 жестко связан с корпусом головки и представляет собой часть полой сферы. Остальные элементы оптической системы (за исключением фотосопротивления) жестко связаны с ротором гироскопа и вращаются вместе с ним. Фотосопротивление 7 закреплено во внутреннем кольце гироскопа и отклоняется вместе с кольцом на углы слежения головки для того, чтобы поверхность фотосопротивления оставалась перпендикулярной оптической оси. Сферическое зеркало 8 выполнено из оптического стекла и имеет наружное алюминирование. Линза-держатель 4, являясь элементом оптической системы, одновременно служит для крепления плоского зеркала 2 и бленды 3 на роторе гироскопа. Бленда 3 закрывает линзу 4 от попадания на нее прямых лучей (помимо лучей, идущих от зеркала 2), предохраняя фотосопротивление от прямой засветки. Диафрагма 5 уменьшает блики и улучшает качество изображения в плоскости модулирующего диска. Модулирующий диск предназначен для модуляции теплового излучения цели, приходящего на фотосопротивление. Благодаря модулирующему диску сигнал рассогласования, вырабатываемый головкой самонаведения, несет в себе информацию об угловых координатах цели: угле рассогласования и угле фазирования.

В качестве приемника теплового излучения цели, преобразующего это излучение в электрические сигналы, в головке используется сернисто-свинцовистое фотосопротивление. Оно обладает максимальной чувствительностью к тепловому потоку с длиной волны 2.4 -2.5мк. Перед фотосопротивлением расположен германиевый оптический фильтр, задерживающий все лучи с длиной волны до 1.8мк, в том числе и лучи видимой части спектра. Под действием лучистой энергии происходит изменение электропроводности фотосопротивления. Падение напряжения на переменном сопротивлении усиливается электронным усилителем, состоящим из нескольких каскадов. В усилитель входят также два фильтра. Один из них настроен на несущую частоту fн=800Гц, второй – на частоту огибающей - 66Гц. Каждый фильтр пропускает электрические сигналы только той частоты, на которую он настроен. Это позволяет выделить слабый сигнал рассогласования на общем фоне помех. Нагрузками усилителя являются коррекционные катушки гиросистемы и координатный преобразователь. Катушки вынуждают гироскоп прецессировать в направлении цели. Напряжение, снимаемое с электронного усилителя, содержит информацию об относительном положении цели в сферической системе координат, связанной с ракетой. Параметрами сигнала, определяющими координаты цели, являются его амплитуда и фаза. Поскольку ракета управляется системой рулей, расположенных в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, управляющий сигнал из полярной системы координат должен быть преобразован в прямоугольную, жестко связанную с плоскостями рулей. Функцию разложения управляющего сигнала на составляющие выполняет координатный преобразователь. Преобразователь представляет собой электронный синусно-косинусный блок, состоящий из двух одинаковых частей, обслуживающих 1-й и 2-й каналы управления. Работа координатного преобразователя основана на сравнении фазы сигнала рассогласования с фазами двух опорных напряжений. Опорные напряжения вырабатываются специальными генераторами (ГОН), входящими в состав гиросистемы. Управляющие сигналы с координатного преобразователя поступают на два одинаковых магнитных усилителя. Их назначение состоит в усилении управляющих сигналов по мощности до уровня достаточного для работы рулевых приводов.

Гиросистема головки самонаведения представляет собой трехстепенной гироскоп с коррекцией. Он входит составной частью в канал сопровождения цели. Ротором гироскопа служит движущийся в переменном магнитном поле постоянный магнит 9 эллиптической формы, укрепленный в карданном подвесе. Внутреннее кольцо 6 карданного подвеса является внутренней рамкой гироскопа, а внешнее – 10 его внешней рамкой. Поворот внутреннего кольца на угол обеспечивает магниту свободу движений в одной плоскости (поворот вокруг поперечной оси ракеты), на угол - в другой плоскости (поворот вокруг второй поперечной оси). Кроме того, магнит, будучи установленным на двух шарикоподшипниках 5, напрессованных на ось, связанную с внутренним кольцом карданного подвеса, имеет возможность вращаться в третьей плоскости (собственное вращение гироскопа). Вместе с магнитом вращаются закрепленные на общей оси зеркала 7 и 23 оптической системы и модулирующий диск 21. Фотосопротивление 20 закреплено во внутреннем кольце 6 карданного подвеса и может, следовательно, поворачиваться относительно корпуса ракеты на углы и .

Управляющие элементы гироскопа расположены на неподвижном каркасе. К ним относятся:

• четыре катушки 14, создающие вращающееся магнитное поле, которое взаимодействуя с постоянным магнитом, вызывает вращение гироскопа. Двигатель, образованный по такой схеме, является синхронным. Питание на катушки подается с самолета-носителя. После пуска ракеты гироскоп вращается по инерции.

• четыре катушки 11 с подмагничиванием, служащие для запуска гироскопа и стабилизации его вращения.

• две цилиндрические катушки 3 и 13, играющие роль электрического арретира. Назначение арретира состоит в том, чтобы удерживать ось гиросистемы (следовательно, ось головки самонаведения) в положении, совпадающем с осью ракеты, до конца участка ”обнуления”. При отклонении оси ротора гироскопа от продольной оси ракеты в катушках 3 и 13 постоянный магнит 9 индуктирует ЭДС, подаваемую в усилитель. Оттуда напряжение поступает на коррекционную катушку 16, магнитное поле которой взаимодействуя с полем постоянного магнита, возвращает ротор в первоначальное положение.

• четыре катушки 15 генераторов опорных напряжений. Катушки расположены со сдвигом на 90° одна относительно другой, а противоположные соединены. При пересечении витков обмоток силовым линиям магнитного поля постоянного магнита в наводятся ЭДС, сдвинутые между собой по фазе на 90°. Эти ЭДС используются в координатном преобразователе.

• коррекционная катушка 16 цилиндрической формы. Катушка подключена к выходу электронного усилителя. Ток, протекающий по катушке, вызываемый сигналом рассогласования, создает магнитное поле, вынуждающее постоянный магнит 9 (ротор гироскопа) поворачиваться (прецессировать) вокруг осей карданного подвеса 8 и 19. При этом оптическая ось головки самонаведения поворачивается в сторону цели.

Тактико-технические характеристики